[發明專利]一種基于U-model的四旋翼無人機控制方法

在審

• 申請號: 201911420756.0
• 申請日: 2019-12-31
• 公開（公告）號: CN111258329A
• 公開（公告）日: 2020-06-09
• 發明（設計）人: 王蕊;高磊;孫輝
• 申請（專利權）人: 中國民航大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 北京冠和權律師事務所 11399
• 代理人: 陳國軍

1.一種基于U-model的四旋翼無人機控制方法，其特征在于，包括：

分別建立四旋翼無人機機翼的數學模型和四旋翼無人機航行軌跡的動力學模型；

將所述數學模型通過解耦獲得所述四旋翼無人機機翼獨立控制通道的傳遞函數，其中，所述獨立通道包括：俯仰通道，翻滾通道、偏航通道和方向通道；

將所述傳遞函數通過基于U-model的極點配置方法，獲取所述四旋翼無人機機翼的第一控制規律，以實現對所述四旋翼無人機機翼的控制；

根據所述動力學模型通過解耦獲得所述四旋翼無人機軌跡的驅動子函數；

根據所述驅動子函數通過基于U模型的極點配置的方法，獲取所述四旋翼無人機機體的第二控制規律，以實現對所述四旋翼無人機航行軌跡的控制；

將所述第一控制規律和所述第二控制規律相結合，獲取所述四旋翼無人機的復合式控制規律，實現對所述四旋翼無人機飛行的控制。

2.根據權利要求1所述的一種基于U-model的四旋翼無人機控制方法，其特征在于，所述分別建立四旋翼無人機機翼的數學模型和四旋翼無人機航行軌跡的動力學模型，包括以下步驟：

建立所述四旋翼無人機機翼的數學模型，包括：

獲取所述四旋翼飛行器的慣性坐標系和飛行坐標系；

提取繞所述慣性坐標系三軸旋轉的翻滾角φ、俯仰角θ和偏航角ψ；獲取所述四旋翼無人機的垂直速度控制量u₁，翻滾輸入控制量u₂，俯仰控制量u₃，偏航控制量u₄，設所述四旋翼無人機在所述慣性坐標系上的位移為I；其中，在在所述慣性坐標系的x軸上位移為I_x，y軸上位移為I_y，z軸上位移為I_z,四旋翼無人機重量為m，得到以非線性運動方程表示的數學模型：

其中，重力系數為g，所述為所述四旋翼無人機在x軸上的加速度，所述四旋翼無人機在y軸上的加速度，所述四旋翼無人機在z軸上的加速度，為在所述翻滾角φ的加速度，為在所述俯仰角θ的加速度，為在所述偏航角ψ的加速度；

建立所述四旋翼無人機機體上的動力學模型，包括：

設所述四旋翼無人機軌跡為T_i^(s)i＝(1,2,3……i)為所述四旋翼無人機的軌跡；

獲取與所述四旋翼無人機的軌跡相關的非線性函數f_i,g_v，得到所述動力學表達式：

其中，q_l為輸入變量。

3.根據權利要求2所述的一種基于U-model的四旋翼無人機控制方法，其特征在于，所述獲取所述四旋翼無人機的垂直速度控制量u₁，翻滾輸入控制量u₂，俯仰控制量u₃，偏航控制量u₄還包括以下步驟：

獲取所述四旋翼無人機旋翼的旋翼轉速ω；

根據所述轉速ω：

獲取旋翼的阻力：

獲取旋翼的升力：

其中，ρ為大氣密度，C為升力系數，k為風阻系數；

根據所述旋翼的阻力和旋翼的升力，獲取所述四旋翼無人機的垂直速度控制量u₁，翻滾輸入控制量u₂，俯仰控制量u₃，偏航控制量u₄表達式：

其中，所述F₁,F₂,F₃,F₄為所述四旋翼無人機四個旋翼的拉力，所述F₁,F₂,F₃,F₄分別控制四旋翼無人機前后左右四個方位向上的拉力。